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C/C復合材料廣泛用于航天器熱防護系統(tǒng) ?
目前地球周邊有50多萬塊太空垃圾,其速度約為7.80 km/s(22.90 M),航天器在飛行過程中有可能會受到太空碎片的高速沖擊,對結構造成沖擊損傷,威脅安全。尤其是載入式航天器的熱防護系統(tǒng),更易受到此類威脅,需要對高速沖擊損傷行為進行理論探索,為熱防護系統(tǒng)設計提供參考。
C/C復合材料廣泛用于航天器熱防護系統(tǒng)。其高速沖擊損傷行為尚不明確,而沖擊損傷在服役過程中對C/C復合材料性能的影響也鮮有報道。研究C/C復合材料高速沖擊行為對C/C復合材料防熱構件設計具有重要的意義。采用具有不同預制體結構和基體熱解碳結構的C/C復合材料、SiC涂層C/C復合材料(SiC-C/C)、ZrB_2-SiC雙涂層C/C復合材料(ZrB_2-SiC-C/C)作為本研究的靶板材料,選用季戊四醇四硝酸酯(C_5H_8N_4O_(12))作為固體炸藥加載顆粒進行高速沖擊試驗。以2.5D C/C復合材料為沖擊靶板,分別測試了不同沖擊速度、沖擊顆粒種類(大小、數(shù)量、形狀等)和靶板尺寸條件下C/C復合材料的高速沖擊損傷行為,得到了C/C復合材料的高速沖擊損傷模式主要有:穿孔、侵徹破壞、反射波拉伸層裂破壞和局部彎曲變形。
表現(xiàn)的宏觀損傷形貌有:正面分布著沖擊坑、裂紋和“微沖擊坑群”;背面出現(xiàn)裂紋,損傷嚴重的發(fā)生纖維斷裂甚至分層斷裂。正面沖擊損傷程度可以用沖擊坑最大深度和最大直徑來定量評價,而層裂形成的“層裂坑”的大小不能作為表征背面損傷的參數(shù)。在相同條件下,對不同預制體結構(2D正交鋪層和2.5D針刺碳氈)和基體結構(高織構(HT)和低織構-高織構(LT-HT)雙基體)C/C復合材料進行高速沖擊試驗,對比發(fā)現(xiàn):基體界面增多可以提高材料強度,從而提高C/C復合材料沖擊正面的抗侵徹能力;連續(xù)長纖維含量的增多可以提高C/C復合材料背面抗層裂能力及試樣表面的結構完整性;適當?shù)臏p弱預制體鋪層界面的結合強度、提高試樣內(nèi)部孔隙率,也可以提高材料的抗層裂能力。以不同速度對2.5D C/C復合材料進行高速沖擊試驗,揭示不同沖擊損傷對C/C復合材料彎曲強度的影響。
另外,探討了高速沖擊過程中試樣內(nèi)部的損傷演變規(guī)律:沿著沖擊方向,試樣內(nèi)部損傷模式從基體開裂和纖維斷裂向?qū)恿堰^渡。背面層裂損傷對C/C復合材料強度削弱能力較正面產(chǎn)生的損傷大;隨著沖擊速度的增大,試樣背面的彎曲斷裂模式由脆性斷裂向類似塑性變形轉變。另外,涂層試樣沖擊后剩余彎曲強度及斷裂模式與C/C復合材料相似,沖擊損傷對包埋法制備的內(nèi)涂層與基體結合強度的影響不大。沖擊后,C/C復合材料在循環(huán)載荷作用下迅速失效,采用電阻法對單向和正交鋪層C/C復合材料產(chǎn)生的損傷進行實時監(jiān)測,結果表明:電阻法可以實時監(jiān)測材料在服役狀態(tài)的損傷演變并判定其產(chǎn)生損傷的種類。以2.5D C/C復合材料大靶板沖擊后的試樣為研究對象,探討了不同沖擊損傷位置材料的高溫熱膨脹性能,結果表明:沖擊損傷區(qū)域不同,會導致C/C復合材料熱膨脹變化存在差異:在900-2350℃范圍,損傷中心區(qū)域試樣的熱膨脹系數(shù)在X或者Y方向(X-Y)和Z方向上均低于邊緣區(qū)域試樣的熱膨脹系數(shù)(CTE),而當溫度超過2350℃后,由于石墨化作用,沖擊損傷對C/C復合材料各個方向熱膨脹系數(shù)均沒有顯著影響;CTE在X-Y方向的最小值和Z方向上的最大值所對應的溫度較邊緣區(qū)域滯后50℃;纖維斷裂和垂直于纖維方向的基體裂紋是X-Y方向CTE衰減的主要因素,熱解碳片層開裂、纖維/基體脫層和環(huán)狀裂紋會引起Z方向上CTE減小。帶缺陷的C/C復合材料經(jīng)高溫處理后(002)面間距減小,亂層堆垛高度(L_c)增大。對比了C/C復合材料、SiC-C/C復合材料和ZrB_2-SiC-C/C復合材料三者在2500℃氧乙炔焰燒蝕100 s后的形貌及燒蝕率,結果表明:涂層C/C復合材料和C/C復合材料的燒蝕率均隨著沖擊速度的增大而增大。
隨沖擊速度的增大,燒蝕面積、損傷區(qū)域的形狀不規(guī)則程度增加,燒蝕區(qū)界線逐漸模糊;相同條件沖擊后,由于涂層和基體界面的影響,包埋法制備的SiC涂層對C/C復合材料基體有“二次損傷”作用,導致沖擊后涂層C/C復合材料線燒蝕率較C/C復合材料大。高速沖擊損傷對涂層C/C復合材料燒蝕性能的影響主要取決于內(nèi)涂層與基體的界面、內(nèi)涂層的硬度及其分布。 更多碳碳復合材料信息可查看http://sunkanghua.cn
